第4章飞行器机载设备

第4章飞行器机载设备飞机、航天飞机和宇宙飞船等载人飞行器上的飞行员需要不断地了解飞行器的飞行状态、发动机的工作状态和其他分系统(如座舱环境系统、武器系统、供电系统等)的工作状况，以便飞行员按飞行计划操纵飞行器完成飞行任务；各类自动控制系统需要检测控制信息，以便实现自动控制。这些都是由机载设备完成的。机载设备是各种测量传感器、各类显示仪表和显示器、导航系统、雷达系统、通讯系统、自动控制系统、电源电气系统等设备和系统的统称。机载设备将飞行器的各个组成部分连接起来，相当于飞行器的大脑、神经和指挥系统。它能帮助飞行员安全地、及时地、可靠地、精确地操纵飞行器；保障飞行器的各项任务功能、战术技术性能的实现；自动地完成预定的飞行任务(如自动导航，自动着陆等)；完成某些飞行员无法完成的操纵任务(如高难度的特技飞行动作、危险状态的自动改出等)。4．1传感器、飞行器仪表与显示系统从控制飞行方式来分飞行器可分为有人驾驶和无人驾驶两种。但它们在机载设备方面是基本相同的。主要区别在于，有人驾驶的飞行器需要仪表显示系统，提供给飞行员观察和判断飞行状态，以做出正确的操纵控制指令。而无人驾驶飞行器则不需要显示。通常飞行器通过传感器测量各种直接参数，由机载计算机计算得到间接参数，经系统处理转变为可显示的参数，由显示系统以指针、数字或图形方式显示出来，或将这些参数传输给自动控制系统，产生控制指令，直接操纵飞行器改变飞行状态或对外部事件作出反应。所需要测量的飞行器状态参数可归结为以下几类：(1)飞行参数一一飞行高度、速度、加速度、姿态角和姿态角速度等；(2)动力系统参数———发动机转速、温度、燃油量、进气压力、燃油压力等；(3)导航参数——位置、航向、高度、速度、距离等；(4)生命保障系统参数一—座舱温度、湿度、气压、氧气含量、氧气储备量等；(5)飞行员生理参数——飞行员脉搏、血压、睡醒状态等；(6)武器瞄准系统参数——目标的距离、速度、高度、雷达警告、攻击警告等；(7)其他系统参数——电源系统参数、设备完好程度、结构损坏程度等。4．1．1飞行器参数测量的基本方法各类航空器和航天器所测量的参数种类很多，主要测量的物理量有力、压力、速度、加速度、角度、温度、转速、流量、容量和频率等；还有电气参数如电压、电流等数值。这些物理量主要是通过不同的传感器进行测量的，传感器就是直接感受物理量的器件，这里仅介绍几种主要的测量传感器。1．压力传感器这里指的压力实际上是流体介质的压强，在工程上一般称为压力。测量压力由许多方法，最常用的有：变形测量和特性参数测量两种。变形测量是将膜片、膜盒、波纹管、包端管等弹性元件作为压力敏感元件，在受到流体介质的压力后，这些元件产生变形(变形量一般很小)，将变形的位移放大后转变成指针的指示，也可通过电位计转变为电压信号，以数字方式显示出来。特性参数测量是将单晶硅膜片、振动膜片、振动筒等作为敏感元件，在其受到压力后，自身的电阻或固有振动频率发生变化，测量这些变化就可间接得到压力数值。如图4—1所示为一种压阻式压力传感器。硅膜片受到压力变化时，贴在其上的四个应变电阻的阻值发图4-1压阻式压力传感器生变化，使电桥电路产生与压力呈一定函数关系的输出电压，检测电压的大小便可得到压力的数值。应变电阻易受温度的影响，引起测量误差，需要采取温度补偿措施。如图4—2所示为一种谐振式压力传感器。它用合金膜片感受压力的变化，压力不同膜片的应力状态不同，就具有不同的固有频率。我们在膜片的一端通过压电谐振器给予激励，膜片则按固有频率振动，通过另一端的拾振器检测它的固有频率，就可得到压力数值。将拾振器的输出信号放大后正反馈到压电谐振器，以维持膜片在固有频率下振动。谐振式压力传感器抗干扰能力强，测量精度高，是目前使用较多的一种压力传感器。图4-2谐振式压力传感器2．温度传感器测量温度只能采用间接的方法，一般通过某些物体与温度有关的一些性能参数或状态参数来测量。如物体的体积、密度、弹性模量、导电率、导磁率等的变化与温度有确定的函数关系，当该物体与被测介质处于热平衡状态时，即可通过测量这些参数而间接得到被测的温度值。这里介绍两种最常用的温度传感器。(1)电阻式温度传感器金属导体的电阻随温度升高而增大；半导体的电阻有的随温度升高而增大，有的随温度升高而减小。电阻值与温度都有确定的函数关系，因此测量其电阻值就可以测量温度。前者称为热电阻，后者称为热敏电阻。(2)热电偶式温度传感器两种不同导体的两端牢靠地接触在一起组成一个封闭回路，如图4—3(a)所示，当两端接触点温度不相同时，回路中就产生电动势。温差越大电动势越大。组成回路的材料不同，所产生的电动势也不同。这种现象叫热电效应。两种导体所组成的回路称为热电偶。热电偶中温度高的一端叫热端(工作端)，另一端叫冷端(自由端)。热电偶方式比较适合于高温测量，例如活塞发动机汽缸头温度、喷气发动机排气温度等大都采用这种方式测量，如图4—3(b)所示。（a）工作原理（b）测量发动机排气的探头图4-3热电偶温度传感器航空上常用的镍铬—镍硅材料的热电偶，其测量温度为-40℃～1300℃。3．转速传感器磁敏电阻脉冲传感器是一种非接触式数字化传感器，它是将机械运动中的物体表面粘贴上磁敏条，通过检测其移动或转动产生的脉冲，并将其转变为脉冲电信号的基础元器件。可用于测量转速、位移、频率、液面位置等参数，还可以作为接近开关应用于钢铁部件的定位、限位和行程开关等方面。特别适合于像发动机主轴等高速运转部件的非接触式测量。4．加速度传感器加速度是飞行器非常重要的一个参数。其测量原理是：要使物体产生加速度必须给它施加一个力，通过测量力的大小可以计算出加速度的值，而力是通过测量弹性物体的变形或位移间接得到的。如图4—4所示为一个摆式加速度计的原理图，其敏感元件是一个摆锤。当飞行器在x轴方向有加速度时，摆锤将受到与加速度方向相反的惯性力，摆锤在惯性力作用下绕转轴y转动一个角度，并与弹簧扭力和重力矩的合力相平衡，弹簧的作用是尽量减小重力的影响，减小摆锤的转角。这样通过测量转轴的转角即可得到运动的加速度。实际的摆式加速度计为了减小机械摩擦、提高精度，将摆锤放在液体中悬浮起来，如图4—5所示是一个具有平衡回路的液浮摆式加速度汁，它用信号器测量转轴的转角，并提供反馈信号给力矩器，力矩器产生恢复力矩抵消惯性力矩，使摆锤回到原位，通过测量力矩器的电压或电流，换算成加速度。图4-4摆式加速度计原理图4-5液浮摆式加速度计5．迎角传感器飞行中需要测量的角度可分为两种：一是相对气流方向的角度——迎角，另一个是相对惯性空间的角度——姿态角。迎角传感器是测量飞机轴线相对气流的夹角的传感器。其基本构造如图4—6所示。在飞行器外安装有可转动方向的小叶片，叶片象风标一样总是转向顺气流方向，叶片的偏转产生了与机体的偏角并带动内部连接的平衡电桥电位计，电桥的电信号传输到姿态指示仪，显示出当时机体与气流的夹角。为避免气流在飞行器周围绕流产生的流动方向误差，一般迎角传感器都安装在飞行器的前端。当采用两个互相垂直的叶片时，可同时测量俯仰角和侧滑角，水平叶片测量俯仰角，垂直叶片测量侧滑角。图4-6迎角传感器4．1．2主要飞行状态参数的测量飞行状态参数包括线运动参数和角运动参数。线运动参数包括飞行高度、速度和线加速度；角运动参数包括姿态角、姿态角速度和姿态角加速度。1．飞行高度的测量飞行高度是指飞行器的重心相对于某一基准面的垂直距离。按照所选择的基准面的不同飞行高度可分为如下4种高度，如图4—7所示：绝对高度——距实际海平面的垂直距离；相对高度——距选定的参考面(如起飞或着陆的机场地平面)的垂直距离；真实高度——距飞行器正下方地面的垂直距离；标准气压高度——距国际标准气压基准平面的垂直距离。在不同的场合会用到不同的高度，如起飞着陆使用起降场地的相对高度，执行低空飞行、轰炸、照相等任务时使用真实高度，空中交通管制分层飞行使用标准气压高度，飞行性能描述使用绝对高度等。图4-74种高度的描述飞行高度的测量最常用的方法有气压测高和无线电测高，另外还有激光测高、直线加速度积分测高和同位素测高等方法。这里主要介绍气压测高和无线电测高。(1)气压式高度表在地球重力场中，大气压力随高度的增加而减小，并且有确定的函数关系。这个函数关系由国际标准大气给定(见第二章)。气压测高法就是通过测量飞行器所在位置的大气压力，通过换算间接得到飞行高度的。如图4—8所示为气压式高度表内部构造示意图。它主要的元件是一个真空膜盒式压力传感器。另外还有放大传动机构、指针、刻度盘等元件。真空膜盒内部是抽真空的，高度表壳内接通大气静压。真空膜盒受到的压力，与膜盒的弹性相平衡。随着高度的变化，作用在真空膜盒上的气压也同时发生变化，变化后的压力使真空膜盒产生变形，以达到新的平衡。杠杆和齿轮将这种变形放大，并带动指针转动，在刻度盘上就可指示出高度数值。图4-8气压式高度表测量原理飞行器上实际使用的气压式高度表，如图4—9所示的刻度盘是可以调整的。表盘上有一个小窗口，调整刻度盘的同时指针相应转动。将其中的刻度调整到标准气压基准时(760mmHg)，此时指针指示的是当地标准气压高度；如果将指针调至零位，那么随着高度的变化，指针将指示相对高度。另外采用双指针是为了提高显示精度，它就像时钟的时针和分针一样，长针一圈指示高度为1000m，此时短针走一小格，这个高度表的量程是20000m。图4-9气压式高度表盘气压式高度表会受到当地天气变化的影响，而产生高度测量误差。在高度较小时(100m以下)，由于膜盒变形很小，加上机械传动的间隙等因素，气压式高度表的灵敏度较差。(2)无线电高度表飞行器通过天线向地面发射无线电波，到达地面后会产生反射，飞行器上的接收机接收反射波，通过计算就可以确定高度了。常用的无线电高度表有两类，一类是脉冲式。脉冲式无线电高度表，发射的是宽度很窄的脉冲(脉冲宽度在10-9s量级)，接收机接收到反射波，并计算出电波往返于飞行器与地面之间的时间间隔，然后换算成高度(c为光速)。另一类是调频式，它发射连续的等幅无线电波，但发射波的频率是有规律地随时间变化，电波经地面反射后由于时间上的延迟，接收到的频率与此时发射频率之间有一个频率差，频率差与电波的延迟时间成正比，即与飞行高度成正比，通过测量频率差即可得到飞行高度。调频式无线电高度表比脉冲式测量精度要高，可达到土0．3m或1％的高度误差。无线电高度表直接给出飞行器与地面之间的真实高度的精确值，而不受气压变化的影响，因此对保障低空飞行和着陆阶段的安全有着重要的作用。2.飞行速度的测量飞行速度的测量方法有：压力测量法、加速度积分测量法和雷达测量法等多种方法。其中压力测量法最为简单，相对测量精度也较低；加速度积分测量法是通过先测量加速度，再经积分计算得到速度，这种方法有积累误差；雷达测量法精度高，不受气候条件的影响，是较为先进的测量方法，但对于相对距离较远的航天器来说却无法使用。(1)气压式空速表气压式空速表是一种通过感受压力来间接测量相对气流速度的仪表。一般在飞行器的前端，都有一根细杆，它就是空速管。空速管的正前端开有总压孔，在稍后面垂直侧壁方向开有一圈静压孔，如图4—10所示。空速管正对气流时，前端气流形成驻点，速度为零，根据伯努图4-10空速管构造原理图利方程，这点的气压为总压；侧壁的静压孔因其与气流方向垂直，感受到的压力与气流速度无关，因此它感受的是大气静压。如图4—11所示为气压式空速表构造示意图，其中表壳内开口膜盒外接的是空速管的静压孔，开口膜盒内接空速管的总压孔。因此开口膜盒感受的是总压与静压的差，即动压。由伯努力方程可知，动压，这样我们就可以间接得到速度值。图4-11气压式空速表原理图在式中，如果取标准海平面的密度，得到的空速称为指示空速。飞行过程中迎角一定时，升力和阻力的大小直接取决于动压，因此指示空速对保证飞行安全，防止失速，有着重大意义，尤其是在起飞和着陆飞行阶段。如图4—12为一种组合式空速表的构造原理图。这种空速表除开口膜盒外，还有一个真空膜盒，用以感受大气静压，修正大气压力的变